AH 81-131 (ah81131-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 81-131 (ah81131-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.46 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah81131-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah81131-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 81-131
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1927 0.11447 0.11031 -0.0682 0.9487 0.0802
-11.750 -0.2046 0.11209 0.10795 -0.0722 0.9476 0.0816
-11.500 -0.2165 0.10938 0.10528 -0.0761 0.9463 0.0820
-11.250 -0.1793 0.10399 0.09984 -0.0724 0.9441 0.0867
-11.000 -0.1746 0.10073 0.09657 -0.0739 0.9425 0.0907
-10.750 -0.1831 0.09745 0.09333 -0.0773 0.9411 0.0945
-10.500 -0.2015 0.09428 0.09021 -0.0823 0.9398 0.0956
-10.250 -0.1721 0.08987 0.08577 -0.0795 0.9381 0.1000
-10.000 -0.1680 0.08667 0.08257 -0.0807 0.9364 0.1049
-9.750 -0.1878 0.08301 0.07896 -0.0855 0.9346 0.1089
-9.500 -0.1781 0.07885 0.07482 -0.0852 0.9329 0.1124
-9.250 -0.1696 0.07596 0.07192 -0.0852 0.9310 0.1186
-9.000 -0.1956 0.07183 0.06785 -0.0907 0.9293 0.1225
-8.750 -0.1829 0.06838 0.06441 -0.0894 0.9278 0.1273
-8.500 -0.2702 0.07458 0.07039 -0.0944 0.9284 0.1162
-8.250 -0.2874 0.07249 0.06828 -0.0943 0.9253 0.1194
-8.000 -0.3185 0.07150 0.06720 -0.0921 0.9220 0.1218
-7.750 -0.3556 0.07181 0.06725 -0.0883 0.9184 0.1232
-7.500 -0.3217 0.06686 0.06252 -0.0892 0.9172 0.1326
-7.250 -0.3502 0.06667 0.06226 -0.0836 0.9150 0.1349
-7.000 -0.3859 0.06712 0.06260 -0.0760 0.9123 0.1362
-6.750 -0.4200 0.06751 0.06292 -0.0675 0.9110 0.1366
-6.500 -0.4578 0.06856 0.06374 -0.0587 0.9112 0.1374
-6.250 -0.4377 0.06375 0.05928 -0.0584 0.9096 0.1437
-6.000 -0.4603 0.06333 0.05873 -0.0519 0.9111 0.1491
-5.750 -0.4732 0.06155 0.05691 -0.0472 0.9132 0.1552
-5.500 -0.4853 0.06053 0.05570 -0.0426 0.9153 0.1673
-2.500 0.1291 0.03087 0.02450 -0.0843 0.8855 1.0000
-2.250 0.1062 0.03122 0.02479 -0.0777 0.8865 1.0000
-2.000 0.0918 0.03155 0.02502 -0.0723 0.8880 1.0000
-1.750 0.0392 0.03168 0.02523 -0.0607 0.8993 1.0000
-1.500 0.0419 0.03218 0.02556 -0.0579 0.9029 1.0000
-1.000 -0.3140 0.03108 0.02135 0.0147 0.9770 0.0593
-0.750 -0.1749 0.02891 0.02267 -0.0071 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1611 0.02928 0.02275 -0.0056 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1046 0.03096 0.02405 -0.0129 0.9856 1.0000
0.000 -0.0515 0.03247 0.02526 -0.0193 0.9647 1.0000
0.250 -0.0085 0.03376 0.02635 -0.0234 0.9475 1.0000
0.500 0.0319 0.03513 0.02754 -0.0269 0.9320 1.0000
0.750 0.0620 0.03603 0.02829 -0.0282 0.9142 1.0000
1.000 0.0916 0.03686 0.02900 -0.0292 0.8966 1.0000
1.250 0.1208 0.03783 0.02987 -0.0303 0.8818 1.0000
1.500 0.1505 0.03882 0.03075 -0.0313 0.8670 1.0000
1.750 0.2439 0.03911 0.03090 -0.0392 0.8043 1.0000
2.000 0.2772 0.03948 0.03122 -0.0399 0.7877 1.0000
2.250 0.3023 0.03993 0.03161 -0.0394 0.7749 1.0000
2.500 0.3261 0.04039 0.03204 -0.0389 0.7635 1.0000
2.750 0.3746 0.04099 0.03264 -0.0419 0.7562 1.0000
3.000 0.3793 0.04134 0.03298 -0.0387 0.7446 1.0000
3.250 0.3926 0.04179 0.03342 -0.0367 0.7336 1.0000
3.500 0.4149 0.04226 0.03389 -0.0360 0.7242 1.0000
3.750 0.4483 0.04261 0.03427 -0.0367 0.7167 1.0000
4.000 0.4611 0.04298 0.03465 -0.0346 0.7053 1.0000
4.250 0.4795 0.04332 0.03505 -0.0333 0.6949 1.0000
4.500 0.5240 0.04329 0.03510 -0.0352 0.6891 1.0000
4.750 0.5347 0.04364 0.03548 -0.0329 0.6776 1.0000
5.000 0.5504 0.04396 0.03584 -0.0312 0.6668 1.0000
5.250 0.5965 0.04361 0.03565 -0.0330 0.6622 1.0000
5.500 0.6060 0.04401 0.03610 -0.0306 0.6507 1.0000
5.750 0.6204 0.04434 0.03650 -0.0288 0.6399 1.0000
6.000 0.6662 0.04363 0.03595 -0.0302 0.6356 1.0000
6.250 0.6765 0.04402 0.03642 -0.0279 0.6239 1.0000
6.500 0.6920 0.04423 0.03678 -0.0261 0.6129 1.0000
6.750 0.7384 0.04308 0.03585 -0.0271 0.6088 1.0000
7.000 0.7623 0.04226 0.03518 -0.0255 0.5965 1.0000
7.250 0.8205 0.03798 0.03121 -0.0251 0.5837 1.0000
7.500 0.8694 0.03407 0.02757 -0.0240 0.5709 1.0000
7.750 0.9013 0.03184 0.02557 -0.0221 0.5582 1.0000
8.000 0.9378 0.02923 0.02320 -0.0204 0.5412 1.0000
8.250 0.9557 0.02816 0.02227 -0.0174 0.5139 1.0000
8.500 0.9797 0.02675 0.02091 -0.0146 0.4663 1.0000
8.750 0.9881 0.02638 0.01984 -0.0098 0.3567 1.0000
9.000 0.9664 0.02861 0.02125 -0.0040 0.2590 1.0000
9.250 0.9479 0.03121 0.02312 0.0007 0.1872 1.0000
9.500 0.9429 0.03322 0.02471 0.0040 0.1540 1.0000
9.750 0.9468 0.03477 0.02607 0.0065 0.1353 1.0000
10.000 0.9575 0.03601 0.02721 0.0087 0.1232 1.0000
10.250 0.9761 0.03709 0.02815 0.0103 0.1116 1.0000
10.500 0.9912 0.03844 0.02948 0.0118 0.0978 1.0000
10.750 0.9924 0.04018 0.03125 0.0136 0.0833 1.0000
11.000 0.9959 0.04208 0.03316 0.0153 0.0685 1.0000
11.250 1.0062 0.04430 0.03532 0.0171 0.0529 1.0000
11.500 1.0188 0.04661 0.03778 0.0187 0.0420 1.0000
11.750 1.0574 0.04991 0.04121 0.0191 0.0366 1.0000
12.000 1.0702 0.05284 0.04454 0.0207 0.0350 1.0000
12.250 1.0756 0.05611 0.04819 0.0225 0.0340 1.0000
12.500 1.0740 0.05955 0.05198 0.0244 0.0336 1.0000
12.750 1.0679 0.06308 0.05582 0.0262 0.0336 1.0000
13.000 1.0562 0.06696 0.06001 0.0280 0.0335 1.0000
13.250 1.0426 0.07093 0.06426 0.0293 0.0337 1.0000
13.500 1.0263 0.07516 0.06874 0.0302 0.0339 1.0000
13.750 1.0069 0.07983 0.07365 0.0307 0.0341 1.0000
14.000 0.9871 0.08469 0.07874 0.0306 0.0345 1.0000
14.250 0.9662 0.08996 0.08420 0.0298 0.0348 1.0000
14.500 0.9432 0.09586 0.09028 0.0282 0.0351 1.0000
14.750 0.9206 0.10234 0.09692 0.0258 0.0355 1.0000
15.000 0.8996 0.10916 0.10387 0.0228 0.0360 1.0000
15.250 0.8778 0.11688 0.11169 0.0190 0.0365 1.0000
15.500 0.8585 0.12498 0.11985 0.0148 0.0370 1.0000
15.750 0.8486 0.13206 0.12694 0.0122 0.0378 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 81-131 (ah81131-il)